CN108319143A - 一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法 - Google Patents

一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法 Download PDF

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Abstract

一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，首先进行常规姿态机动规划初始化计算，得到目标动坐标系相对于卫星轨道系的初始四元数、机动规划参数，然后在每个控制周期根据机动规划参数信息，进行常规姿态机动规划的实时规划预计算，得到预计算结果，最后在机动过程中的每个控制周期，根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵，目标动坐标系相对于惯性系的角速度，计算实时规划相对于惯性系姿态四元数和实时规划相对于惯性系角速度，完成航天器对动坐标系机动目标实时规划。

Description

一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法
技术领域
本发明涉及航天器姿态确定与控制领域，特别是一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法。
背景技术
卫星姿态机动规划方法目前有BangBang轨迹规划、正弦轨迹规划等，广泛使用于卫星成像机动等任务中。但这些方法均针对机动前后坐标系无相对运动的情况，如卫星侧摆机动时，机动前的姿态本体坐标系和机动后的目标姿态本体坐标系均相对于轨道坐标系静止不动，而对于机动的目标坐标系相对于轨道系不断运动的情况不能很好地处理。例如卫星由对地定向姿态向特定的对日定向姿态机动时，由于该对日定向姿态所定义的对日定向坐标系是卫星、太阳及地心三者相对位置决定的动坐标系，因此其相对于轨道系的姿态是不断变化的，采用常规姿态机动规划时若以机动起始时的对日定向坐标系为目标进行规划，则当卫星按规划机动到位时，由于对日定向坐标系已经发生了变化，卫星姿态将不可避免地存在偏差，该偏差与机动时间和对日定向坐标系的变化速度有关，且卫星机动到位时姿态角速度以零值为目标值，这与对日定向坐标系相对于轨道系的角速度也存在偏差。姿态和姿态角速度存在的偏差导致的动态调整影响到卫星运行稳定性和机动指标的实现。而若将对日定向坐标系进行一定时长的外推作为目标姿态进行规划，则由于机动前对地坐标系和机动后对日定向坐标系相对位置的不确定性，无法给出确定的外推时长以消除上述机动偏差。地面站凝视等问题也存在着类似的难点。为解决这一类问题，需要针对动坐标系机动目标提出新的实时规划方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，在常规姿态机动规划基础上根据动坐标系信息进行实时修正的航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，能够解决卫星机动到位时与实时目标姿态和角速度不一致的问题，避免出现再次调整的现象。
本发明的技术解决方案是：一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，包括如下步骤：
(1)根据机动起点时刻tm *，起点时刻的卫星本体相对于卫星轨道系的姿态四元数qbos和目标动坐标系相对于卫星轨道系的方向余弦阵Cso，以及给定的规划最大角加速度幅值amax和规划最大角速度幅值进行常规姿态机动规划初始化计算，得到目标动坐标系相对于卫星轨道系的初始四元数qt0、机动规划参数，机动规划参数包括机动规划方向矢量加速段结束时刻tm1、减速段开始时刻tm2、机动规划结束时刻tm3；
(2)在机动过程中的每个控制周期，根据步骤(1)中给出的机动规划参数信息，进行常规姿态机动规划的实时规划预计算，得到预计算结果：轨道系实时预规划四元数qro，实时规划角速度标量实时规划角加速度标量ar；
(3)在机动过程中的每个控制周期，根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso，目标动坐标系相对于惯性系的角速度ωsi，和步骤(2)中给出的实时规划预计算结果，计算实时规划相对于惯性系姿态四元数qr和实时规划相对于惯性系角速度ωri。
所述步骤(1)和步骤(2)中的常规姿态机动规划初始化计算和实时规划预计算，使用BangBang机动规划或正弦机动规划，或其他同类功能的机动规划方法，本发明以BangBang机动规划为例进行技术说明。
所述步骤(1)中常规姿态机动规划的初始化计算如下：
计算目标动坐标系相对于轨道系的初始四元数qt0＝Qa(Cso)，其中Qa()是从方向余弦阵到四元数的转换函数；
计算机动相对四元数其中，表示四元数乘法计算，记qbos的矢量部分和标量部分为别为和nbos，则qbos -1的矢量部分和标量部分为别为和nbos；
记qm的矢量部分和标量部分为别为和nm，计算机动规划角度χm＝2acos(nm)，机动规划方向矢量其中acos()为反余弦函数；
记加/减速段时长为tr，以BangBang机动规划为例，计算公式为并依次计算加速段结束时刻tm1＝tm *+tr，减速段开始时刻tm2＝tm *+tr+(χm-amax·tr 2)/(amax·tr)，机动规划结束时刻tm3＝tm2+tr，若tm2<tm1，则机动规划结束时刻调整为加速段结束时刻和减速段开始时刻调整为
所述步骤(2)中常规姿态机动规划的实时规划预计算如下：
以BangBang机动规划为例，将机动规划轨迹划分为加速(tm *～tm1)、匀速(tm1～tm2)、减速(tm2～tm3)三个阶段，每个阶段根据匀加速及匀速运动公式计算对应每个时刻的机动规划角度、角速度和角加速度值。以加速段为例，记当前星时为t，依次计算得到实时规划角加速度标量ar＝amax，实时规划角速度标量实时规划角度标量机动预规划四元数轨道系实时预规划四元数
所述步骤(3)中实时规划相对于惯性系姿态四元数qr和实时规划相对于惯性系角速度ωri计算如下：
根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso计算实时目标四元数qt＝Qa(Cso)，然后计算实时目标相对于初始值的变化量并根据计算结果对轨道系实时预规划四元数qro进行补偿，得到轨道系实时规划四元数并根据以下公式计算得到卫星相对于地心惯性系实时规划后的姿态四元数qr和相对于地心惯性系实时规划后的角速度ωri：
qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)，
其中Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值，两者均由轨道计算给出。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明先通过常规姿态机动规划得到预规划四元数和角速度，再根据目标动坐标系的变化情况和角速度信息，对预规划结果进行补偿和重新计算，得到的实时规划四元数和角速度能够解决卫星机动到位时与实时目标姿态和角速度不一致的问题，避免出现再次调整的现象；
(2)本发明通过引入目标动坐标系的实时信息对预规划四元数和角速度进行实时的动态调整，很好地解决了动坐标系机动目标在机动过程中仍不断运动与常规姿态机动规划方法要求机动目标相对固定之间的矛盾，实现了卫星机动轨迹与目标动坐标系的平滑过渡。
附图说明
图1为本发明一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法流程图；
图2为轨道系实时规划四元数qro(实线)和实时目标四元数qt(虚线)曲线；
图3为实时规划相对于惯性系角速度ωri(实线)和目标动坐标系相对于惯性系的角速度ωsi(虚线)曲线。
具体实施方式
本发明提出一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，如图1所示，本发明方法包括具体实施流程如下：
(1)根据机动起点时刻tm *，起点时刻的卫星姿态四元数qbos、目标动坐标系相对于卫星轨道系的方向余弦阵Cso、规划最大角加速度幅值amax、规划最大角速度幅值进行常规姿态机动规划的初始化计算，得到目标动坐标系相对于轨道系的初始四元数qt0，和机动规划参数：机动规划方向矢量加速段结束时刻tm1，减速段开始时刻tm2，机动规划结束时刻tm3。具体为：
计算目标动坐标系相对于轨道系的初始四元数qt0＝Qa(Cso)，其中Qa()是从方向余弦阵到四元数的转换函数；
计算机动相对四元数其中表示四元数乘法计算，记qbos的矢量部分和标量部分为别为和nbos，则qbos -1的矢量部分和标量部分为别为和nbos；
记qm的矢量部分和标量部分为别为和nm，计算机动规划角度Φ＝2acos(nm)，机动规划方向矢量其中acos()为反余弦函数；
记加/减速段时长为tr，以BangBang机动规划为例，计算公式为并依次计算加速段结束时刻tm1＝tm *+tr，减速段开始时刻tm2＝tm *+tr+(χm-amax·tr 2)/(amax·tr)，机动规划结束时刻tm3＝tm2+tr，若tm2<tm1，则机动规划结束时刻调整为加速段结束时刻和减速段开始时刻调整为
(2)然后在机动过程中的每个控制周期，根据步骤(1)中给出的机动规划参数信息，进行常规姿态机动规划的实时规划预计算，得到预计算结果：轨道系实时预规划四元数qro，实时规划角速度标量实时规划角加速度标量ar。具体为：
以BangBang机动规划为例，将机动规划轨迹划分为加速(tm *～tm1)、匀速(tm1～tm2)、减速(tm2～tm3)三个阶段，每个阶段根据匀加速及匀速运动公式计算对应每个时刻的机动规划角度、角速度和角加速度值。以加速段为例，记当前星时为t，依次计算得到实时规划角加速度标量ar＝amax，实时规划角速度标量实时规划角度标量机动预规划四元数轨道系实时预规划四元数
(3)在机动过程中的每个控制周期，根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso，目标动坐标系相对于惯性系的角速度ωsi，和步骤(2)中给出的实时规划预计算结果，计算实时规划相对于惯性系姿态四元数qr和实时规划相对于惯性系角速度ωri。具体为：
根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso计算实时目标四元数qt＝Qa(Cso)，然后计算实时目标相对于初始值的变化量并根据计算结果对轨道系实时预规划四元数qro进行补偿，得到轨道系实时规划四元数并根据以下公式计算实时规划相对于惯性系姿态四元数qr和实时规划相对于惯性系角速度ωri：
qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)，
其中Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值，两者均由轨道计算给出。
下面结合实施例对本发明方法进行详细说明。
实施例1：某轨道高度500km太阳同步轨道卫星，星体最大机动角速度取为2°/s，该卫星由对地定向姿态向对日定向姿态进行机动，按照本发明的对动坐标系机动目标实时规划方法进行规划，机动全过程的仿真结果如图2～图3所示。其中图2是轨道系实时规划四元数qro(实线)和实时目标四元数qt(虚线)曲线，如图所示机动结束时qro与qt实现了平滑衔接和过渡。图3是实时规划相对于惯性系角速度ωri(实线)和目标动坐标系相对于惯性系的角速度ωsi(虚线)曲线，如图所示机动结束时ωri与ωsi实现了平滑衔接和过渡。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (5)

1.一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，其特征在于包括如下步骤：
(1)根据机动起点时刻tm *，起点时刻的卫星本体相对于卫星轨道系的姿态四元数qbos和目标动坐标系相对于卫星轨道系的方向余弦阵Cso，以及给定的规划最大角加速度幅值amax和规划最大角速度幅值进行常规姿态机动规划初始化计算，得到目标动坐标系相对于卫星轨道系的初始四元数qt0、机动规划参数，机动规划参数包括机动规划方向矢量加速段结束时刻tm1、减速段开始时刻tm2、机动规划结束时刻tm3；
(2)在机动过程中的每个控制周期，根据步骤(1)中给出的机动规划参数信息，进行常规姿态机动规划的实时规划预计算，得到预计算结果，其中，预计算结果包括轨道系实时预规划四元数qro，实时规划角速度标量实时规划角加速度标量ar；
(3)在机动过程中的每个控制周期，根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso，目标动坐标系相对于惯性系的角速度ωsi，和步骤(2)中给出的实时规划预计算结果，计算实时规划相对于惯性系姿态四元数qr和实时规划相对于惯性系角速度ωri，完成航天器对动坐标系机动目标实时规划。
2.根据权利要求1所述的一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，其特征在于：所述的步骤(1)和步骤(2)中的常规姿态机动规划初始化计算和实时规划预计算，使用BangBang机动规划或正弦机动规划。
3.根据权利要求2所述的一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，其特征在于：所述的步骤(1)中常规姿态机动规划的初始化计算如下：
计算目标动坐标系相对于轨道系的初始四元数qt0＝Qa(Cso)，其中Qa()是从方向余弦阵到四元数的转换函数；
计算机动相对四元数其中，表示四元数乘法计算，记qbos的矢量部分和标量部分为别为和nbos，则qbos -1的矢量部分和标量部分为别为和nbos；
记qm的矢量部分和标量部分为别为和nm，计算机动规划角度χm＝2acos(nm)，机动规划方向矢量其中，acos()为反余弦函数；
记加减速段时长为tr，计算公式为并依次计算加速段结束时刻tm1＝tm *+tr，减速段开始时刻tm2＝tm *+tr+(χm-amax·tr 2)/(amax·tr)，机动规划结束时刻tm3＝tm2+tr，若tm2<tm1，则机动规划结束时刻调整为加速段结束时刻和减速段开始时刻调整为
4.根据权利要求2所述的一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，其特征在于：所述的步骤(2)中常规姿态机动规划的实时规划预计算如下：
将机动规划轨迹划分为加速tm *～tm1、匀速tm1～tm2、减速tm2～tm3三个阶段，每个阶段根据匀加速及匀速运动公式计算对应每个时刻的机动规划角度、角速度和角加速度值，在加速段记当前星时为t，计算得到实时规划角加速度标量ar＝amax，实时规划角速度标量实时规划角度标量机动预规划四元数轨道系实时预规划四元数
5.根据权利要求2所述的一种航天器对动坐标系机动目标实时规划方法，其特征在于：所述的步骤(3)中实时规划相对于惯性系姿态四元数qr和实时规划相对于惯性系角速度ωri计算如下：
根据目标动坐标系相对于轨道系的实时方向余弦阵Cso计算实时目标四元数qt＝Qa(Cso)，然后计算实时目标相对于初始值的变化量并根据计算结果对轨道系实时预规划四元数qro进行补偿，得到轨道系实时规划四元数进而计算得到卫星相对于地心惯性系实时规划后的姿态四元数qr和相对于地心惯性系实时规划后的角速度ωri
qr＝Qa(Aq(qro)·Coi)，
其中，Aq()为由四元数到方向余弦阵的转换函数，Coi为轨道系相对于惯性系的转换矩阵，ω0为卫星所在位置轨道角速度的标量绝对值。
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